DE69914474T2

DE69914474T2 - Flugkörpersimulator

Info

Publication number: DE69914474T2
Application number: DE69914474T
Authority: DE
Inventors: Lars-Olof ÖHBERG; Bernt-Ove Hedman
Original assignee: Saab AB
Current assignee: Saab AB
Priority date: 1998-05-15
Filing date: 1999-05-05
Publication date: 2004-11-11
Anticipated expiration: 2019-05-06
Also published as: SE9801736D0; DE69914474D1; SE9801736L; EP1078214A1; ES2214858T3; WO1999060326A1; ATE258674T1; SE513330C2; EP1078214B1

Description

TECHNIKBEREICH
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Methode und eine Vorrichtung zur Simulation eines Flugkörpers während der Erprobung eines Flugzeugsystems, das Waffensysteme zur Steuerung des Flugkörpers umfasst.
STAND DER TECHNIK
Moderne Flugzeuge sind mit Steuersystemen ausgerüstet, die Computer, Elektronik und Software für die Überwachung und Steuerung der Funktionen des Flugzeugs umfassen. Dieses System, im Folgenden als Flugzeugsystem bezeichnet, umfasst in Militärflugzeugen ein Waffensystem mit der Aufgabe, die verschiedenen Funktionen der Waffen des Flugzeugs zu überwachen und steuern. In den genannten Funktionen der Waffen enthalten ist die Steuerung der Flugkörper, mit denen das Flugzeug ausgerüstet sein kann. Solche Flugkörper können mit einem Zielortungsgerät ausgestattet sein, die eine spezifische Position aufnehmen können, die z. B. auf ein Ziel gerichtet ist. Die Führung des Zielortungsgeräts auf das Ziel wird mit Hilfe eines Signals vom Waffensystem bewirkt.
Das Zielortungsgerät im Flugkörper wird durch einen Regelkreis gesteuert, der normalerweise ein Fehlersignal enthält, in diesem Fall vom Waffensystem an das Zielortungsgerät, und ein Istwertsignal, das einen die Istposition des Zielortungsgeräts beschreibenden Istwert enthält. In der Praxis steuert das Fehlersignal einen magnetischen frei gelagerten Kreis durch Festspulen. Dies wiederum bewirkt ein Schwenken des Zielortungsgeräts auf die geführte Position. Das Istwertsignal wird mit Hilfe einer zweckoptimierten Festspule, welche die Position des Kreisels detektiert und die Information über das Istwertsignal ausgibt. Beim Istwertsignal handelt es sich um ein Sinussignal, dessen Amplitude den Torsionswinkel des Zielortungsgeräts beschreibt, und dessen Phasenlage relativ einem Referenzsignal beschreibt die Richtung, in die Kreisel und Zielortungsgerät gedreht werden.
Bei der vorstehend genannten Erprobung von Flugzeugsystemen kommt gewöhnlich ein Flugkörper des in Rede stehenden Typs zum Einsatz, der in einer spezialkonstruierten Lafette am Flugzeug befestigt ist. Der Flugkörper ist in solchen Fällen von seinem Antriebsmotor und seinen Sprengkomponenten, d. h. von der aktiven Bewaffnung, getrennt.
Es versteht sich, dass eine derartige Handhabung der Flugkörper unpraktisch ist, wenn eine Erprobung des Systems mit allen dessen Funktionen durchgeführt werden soll.
Eine bekannte Methode zur Simulation eines Flugkörpers besteht in einer diskreten Messung des Befehlssignals vom Waffensystem and den Flugkörper, wobei die Operationen des Flugkörpers imitiert werden, und einer Rücksendung eines simulierten Signalwerts an das Waffensystem. Eine Schwierigkeit bei einer derart vereinfachten Simulation besteht darin, das Befehlssignal auf gleiche Weise so zu messen und auszuwerten, wie dies vom Flugkörper auch durchgeführt werden würde.
BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Ein Aspekt der Erfindung besteht in einer Methode, die im selbständigen Anspruch 1 erläutert ist.
Die Simulation eines Flugkörpers gemäß dem Aspekt der Erfindung gestattet eine kontinuierliche Messung des Befehlssignals in einem Flugzeugsystem.
Das Prinzip der Simulation des Flugkörpers lässt sich wie folgt zusammenfassen: Ein Signal mit der Befehlsposition für das Zielortungsgerät des Flugkörpers wird von einer Summiereinheit im Waffensystem des Flugzeugs empfangen. Darüber hinaus wird das Signal für die Istposition des Zielortungsgeräts im Flugkörper von der genannten Summiereinheit empfangen. Ein Fehlersignal entsprechend der Abweichung zwischen der Sollposition und der Istposition wird als Ausgangssignal von der Summiereinheit erhalten. Das Fehlersignal dient als Befehlssignal für das Zielortungsgerät.
Während der Flugkörpersimulation geht das Fehlersignal zuerst durch eine Hardware-Schnittstelle, die das Fehlersignal einem Rechnermodell des Zielortungsgeräts des Flugkörpers anpasst. Der Fehler in bezug auf Amplitude und Vektorwinkel, womit die Richtung des Ziels spezifiziert wird, wird von der Schnittstelle an das Rechnermodell ausgegeben, wonach ein simulierter Istwert für Amplitude und Winkel der Position des Zielortungsgeräts zurück an die Schnittstelle gesandt wird, wo ein dem Waffensystem angepasstes Istwertsignal erzeugt wird. Genanntes Istwertsignal wird umgekehrt, um einen negativen Beitrag zu liefern, wenn das Istwertsignal zur genannten Summiereinheit hinzugefügt wird.
Während der Simulation stehen zeitkontinuierliche Signale vor der Schnittstelle und zeitdiskrete Signale hinter der Schnittstelle an, wo diese Signale dem Rechnermodell zugeführt werden. Der aktuelle Flugkörper arbeitet nur mit zeitkontinuierlichen Signalen. Die zeitdiskreten Signale werden durch ein Abtasten der eingegebenen zeitkontinuierlichen Signale. Hier ist es wichtig, dass die Signale im Augenblick des Abtastens möglichst genau die Werte annehmen, die sie im aktuellen zeitkontinuierlichen System an den entsprechenden Zeitpunkten hätten und Störungen unterdrückt werden.
Die Istposition (Istwert) des Zielortungsgeräts kann mit Hilfe der hier vorgestellten Methode einfach erfasst werden, da der Istwert von einem Rechner erzeugt wird.
Bei Anwendung eines realen Flugkörpers bei der Erprobung muss stattdessen der Istwert gemessen werden. Dies ist nicht erwünscht, da genau diese Messung im Waffensystem zu denjenigen zählt, die durch den Aspekt der Erfindung nachgewiesen wird.
BESCHREIBUNG DER FIGUREN
In 1 sind schematisch die Grundlagen der Konstruktion der bei der Simulation eines Flugkörpers entsprechend dem Aspekt der Erfindung eingesetzten Ausrüstung dargestellt.
In 2a und 2b ist die graphische Präsentation der Position des Zielortungsgeräts dargestellt.
AUSFÜHRUNGSFORMEN DER ERFINDUNG
Nachstehend wird eine Reihe von Beispielen für den beschriebenen Aspekt der Erfindung unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben.
In 1 zeigt ein Block das Waffensystem 1 des Flugzeugs. Dieser umfasst eine Summiereinheit 2, welche ein Befehlssignal 3 zur Anzeige der Position des Ziels empfängt. Die Summiereinheit 2 empfängt auch ein Istwertsignal 4 vom Flugkörpermodell 5, welches Signal die Operation des Flugkörpers während der Zielführung simuliert. Da das Istwertsignal 4 einen negativen Beitrag zur Summiereinheit 2 liefert, kommt es zu einem Unterschied zwischen der Sollposition und der Istposition des Zielortungsgeräts des Flugkörpersimulators, wobei dieser Unterschied als ein Fehlersignal 6 für das Flugkörpermodell 5 benutzt wird. Die vorgenannte Hardware-Schnittstelle ist als Block 7 in der Figur dargestellt. Das Fehlersignal 6 an die Schnittstelle 7 ist ein kontinuierliches Signal, das in der Schnittstelle abgetastet wird und Abtastwerte für die Abweichung ΔA bei der Amplitude und für die Abweichung Δφ beim Phasenwinkel beistellt. Bei beiden diesen Werten handelt es sich um zeitdiskrete Werte. Die Istwerte für die Position des simulierten Zielortungsgeräts werden vom Flugkörpermodell 5 in Form der Amplitude A und des Phasenwinkels φ zurück zur Schnittstelle 7 gesandt. Diese Werte werden in der Schnittstelle 7 in das genannte zeitkontinuierliche Istwertsignal umgesetzt, welches zurück zur Summiereinheit 2 des Waffensystems 1 geleitet wird, Außerdem wird ein Referenzsignal 8 von der Schnittstelle 7 and das Waffensystem 1 gesandt.
Die einzelnen Signale werden vorgegeben von:
Istposition: S = A sin(ωt + φ)
Sollposition: S^c = A^csin(ωt + φ^c) = (A + ΔA)sin(ωt + φ + Δφ)
Referenzsignal: A^r sin(ωt)
Fehlersignal: Δ = Sc – S vorausgesehen p Radianten, d. h. Δ = Acsin(ωt + φc + p) – A sin(ωt + φ + p)
Durch Messen des Fehlersignals 6 in der Schnittstelle 7 und Einbeziehung der Tatsache, dass der Istwert bekannt ist, werden ΔA und Δφ möglichst genau festgelegt. Hierzu gibt es verschiedene Möglichkeiten. Der einfachste Weg ist ein Messen von Δ an zwei Zeitpunkten, beispielsweise wenn das Signal S seinen Höchstwert hat und wenn das Signal S auf einer bestimmten Flanke durch Null geht, und anhand dieser festgelegten Beziehungen ΔA und Δφ ermitteln. Eine andere Möglichkeit ist die Anwendung einer Messmethode die die Erzeugung eines Mittelwerts. Die Anwendung der Korrelationsmethode ist nachstehend erläutert:
Aus dem Fehlersignal 6 werden zwei neue Signale wie folgt erzeugt: Δsin = Δ × sin(ωt + φ) Δcos = Δ × cos(ωt + φ)beide Funktionen, die integriert werden, ergeben die Integrale
Aus I₁ und I₂ können dann ΔA und Δφ gelöst werden.
Durch Derivation wird erhalten:
wobei T = ωI₂ + πAsinp und N = ωI₁ + πAcosp
und
In der Praxis können die Integrale mit einer numerischen Methode berechnet werden. Bei der Methode gemäß der Erfindung findet in der Schnittstelle 4 eine Approximierung unter Anwendung von Summen statt. Die Summation im Beispiel wird bei 512 Punkten durchgeführt, die sich gleichmäßig über die Zeitperiode verteilen. Eine solche Approximierung ergibt zufrieden stellend gute Ergebnisse. Da die Integration über die gesamte Periode des Signals durchgeführt wird, dauert es eine gewisse Zeit von dem Augenblick an, wenn das Signal in die Schnittstelle 7 gelangt, bis das Ausgangssignal von der Schnittstelle 7 zur Verfügung steht. Ein Ergebnis davon ist, dass es während der Simulation der Position des Zielortungsgeräts eine Verzögerung von einer Abtastperiode stattfindet.
Natürlich können auch andere mathematische Methoden als die obige Korrelationsmethode zur Anwendung kommen. Es hat sich aber gezeigt, dass die beschriebene Korrelationsmethode sehr gut funktioniert. Ein besonderer Vorteil der Methode besteht darin, dass es keine Probleme mit einer Störungsempfindlichkeit gibt.
Durch Anwendung der beschriebenen Korrelationsmethode ist festgelegt worden, wie sich die Istposition des Zielortungsgeräts von der Sollposition unterscheidet. Danach verbleibt noch die Aufgabe, zu analysieren, wie das Zielortungsgerät auf den Fehler anspricht, und dies ist zu simulieren, In 2a ist die Definition des Positionsvektors S des Zielortungsgeräts in einem dreidimensionalen Koordinatensystem dargestellt, wobei die x-Achse bezogen auf das Flugzeug geradeaus zeigt, während der Winkel λ den Winkel des Positionsvektors im Verhältnis zur x-Achse bezeichnet, und δ bezeichnet den Winkel des Positionsvektors im Verhältnis zur y-Achse, mit dem Positionsvektor auf die yz-Ebene projiziert. In 2b sind die Istposition des Zielortungsgeräts durch den Vektor S₀ und seine Sollposition durch S^c angegeben. Der Winkel zwischen diesen Vektoren π₀ kann als Fehlerwinkel bezeichnet werden und ist zu minimieren.
Eine mathematische Bearbeitung dieser Vektoren ergibt folgende Gleichung:
Die Größe des Fehlers errechnet sich wie folgt:
und daraus lässt sich ein Winkel des Fehlers wie folgt berechnen:
Während einer Abtastperiode ändert sich der Winkel des Fehlers wie folgt: η = η0e–25×0.0 2 wenn η0 ≤ 1°, oder in
wenn η₀ > 1°.
Die neue Istposition errechnet sich wie folgt:
wenn η₀ > 1°, oder
wenn η₀ ≤ 1°
Dieser Vektor wird verlängert, so dass ein Einheitsvektor erhalten wird:
Anschließend wird erneut eine Umwandlung in polare Koordinaten vorgenommen:
φ = atan 2(z, y)
Wenn das Zielortungsgerät sich selbst positioniert, geschieht dies auf solche Weise, dass sich So in eine Ebene gegen S^c verlagert, d. h. der Punkt des Vektors verfolgt die Bahn eines großen Kreises. Das Zielortungsgerät besitzt jedoch nicht die Fähigkeit, sich mit unbegrenzten Geschwindigkeiten zu bewegen, sondern brauch eine gewisse Zeit, um sich selbst zu positionieren. Bezüglich der Bewegung des Zielortungsgeräts gelten zwei Bedingungen: zum einen muss die Bewegung in einer Ebene erfolgten, zum anderen ist die Geschwindigkeit begrenzt. Diese Umstände sind bei der Derivation des obigen Verhältnisses einbezogen worden.

Claims

Methode zur Simulation eines realen Flugkörpers mit Hilfe eines Flugkörper-Simulators während der Erprobung eines ein Waffensystem (1) umfassenden Flugzeugsystems mit Steuerung des Flugkörpers durch das Waffensystem (1) durch ein Fehlersignal (6) in einem Regelkreis mit Hilfe des genannten Fehlersignals (6), das ein Zielortungsgerät im Flugkörper positioniert, und durch Rückspeisung der Positionierung des Zielortungsgeräts zum Waffensystem durch ein Istwertsignal (8), dadurch gekennzeichnet, dass a) das Waffensystem (1) mindestens ein Signal erzeugt, das dafür vorgesehen ist, an ein Zielortungsgerät eines realen Flugkörpers einen Befehl zur Anpassung an eine vorgegebene Position auszugeben; b) der Flugkörpersimulator das Fehlersignal (6) im Regelkreis misst, einen Istwert für die Position des Zielortungsgeräts erzeugt und den Istwert (8) an das Waffensystem (1) ausgibt; c) Waffensystem (1) ein neues Fehlersignal (6) für den Regelkreis berechnet; d) die Schritte b) bis c) während der Erprobung wiederholt werden.
Methode nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Fehlersignal (6) kontinuierlich in einer Schnittstelle (7) gemessen wird, und dass die abgetasteten Werte für den Fehler bei der Amplitude (A) und den Fehler beim Phasenwinkel (φ), vorgegeben durch den Unterschied zwischen dem Vektor (S^c), der die Position für ein Sollziel vorgibt, und dem Vektor (S₀), der die Istposition des Zielortungsgeräts vorgibt, ermittelt und an ein Flugkörpermodell (5) im Flugkörpersimulator ausgegeben werden.
Methode nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass für jeden Abtastwert des Fehlersignals (6) das Flugkörpermodell (5) einen neuen Istwert (S) für die Position des Zielortungsgeräts berechnet und diesen Istwert (S) in Form von Istwerten für die Amplitude (A) des Positionsvektors und für den Phasenwinkel (φ) des Positionsvektor zurück an die Schnittstelle (7) sendet.
Methode nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Schnittstelle (7) ein kontinuierliches Istwertsignal (8) von den vom Flugkörpermodell (5) bezogenen Werten für die Amplitude (A) und den Phasenwinkel (φ) reproduziert.
Methode nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Schnittstelle (7) das Istwertsignal (8) umkehrt.
Methode nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Fehlersignal (6) in einer Summiereinheit (2) im Waffensystem (1) erzeugt wird durch Summation des Signals vom Waffensystem(1), welches die Position für ein Sollziel angibt, und des umgekehrten Istwertsignals (8) in einer Summiereinheit (2).